(57)【要約】  【課題】本発明は、吸熱冷却方法を採択して、液体ロケットエンジンのシステムを単純化し、エンジンの信頼性を増加させて製作期間及び費用を節減する。  【解決手段】本発明は、液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置に係り、上下部が開放された中空構造のハブ部材と、前記ハブ部材の外面に各々の一端部が脱着可能となるように結合された複数のブレードリーブ部材と、上下部が開放された中空構造を有し、内側部に前記ブレードリーブ部材の各他端部が連結されたブレード連結部材とを含んで構成される。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
上下部が開放された中空構造のハブ部材と、
前記ハブ部材の外面に各々の一端部が脱着可能となるように結合された複数のブレードリーブ部材と、
上下部が開放された中空構造を有し、内側部に前記ブレードリーブ部材の各他端部が連結されたブレード連結部材とを含んで構成されることを特徴とする液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項２】
前記ハブ部材は、リング形状であることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項３】
前記ハブ部材は、前記ブレードリーブ部材の各一端部が結合される複数の結合孔と、前記結合孔より内径が小さい複数の点火火炎誘導孔とを有することを特徴とする請求項２に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項４】
前記結合孔と、前記点火火炎誘導孔との中心は、前記ハブ部材の内外面と同一な円周上に位置することを特徴とする請求項３に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項５】
前記ハブ部材は、第１金属コアと、その表面に形成された第１耐熱材とで構成されることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項６】
前記第１金属コアの外面は、その下部が一部露出されて、設置のための段部を形成することを特徴とする請求項５に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項７】
前記ブレードリーブ部材の各々は、第２金属コアと、その表面に形成された第２耐熱材とで構成されることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項８】
前記第２金属コアの下部は、露出されて第１凸部を形成することを特徴とする請求項７に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項９】
前記第２金属コアの幅方向の断面形状は、四角ロッド形状を基本にして前記四角ロッドの長さ方向に沿って複数の楔が離隔形成された形状であることを特徴とする請求項７に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１０】
前記第２金属コアには、複数の第１貫通孔が形成されることを特徴とする請求項７に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１１】
前記ブレード連結部材は、リングまたは楕円形状であることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１２】
前記ブレード連結部材の下面には、溝が形成されることを特徴とする請求項１１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１３】
前記ブレード連結部材には、複数の第２貫通孔が形成されることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１４】
前記ブレード連結部材の内側面には、酸化ジルコニウムの耐熱コーティング膜が形成されることを特徴とする請求項１３に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１５】
前記ブレード連結部材の高さは、前記ブレードリーブ部材及び前記ハブ部材より低いことを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１６】
前記ブレード連結部材は、複数の分割片から構成され、
前記分割片の各々は、前記ブレードリーブ部材に連結されることを特徴とする請求項１に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１７】
前記ブレードリーブ部材と前記分割片とは、一体に形成されることを特徴とする請求項１６に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【請求項１８】
前記ブレード連結部材は、２Ｎまたは２Ｎ＋１(Ｎ：正の定数)で均等に分割された複数の分割片から構成されることを特徴とする請求項１６または１７に記載の液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置に係り、特に、液体ロケットエンジンの燃焼時、燃焼室内で発生される特定の音響モードを有する燃焼不安定性を改善することができる液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置である。
【背景技術】
【０００２】
従来において、液体ロケットエンジンは酸化剤と燃料とが燃焼室内へ噴射され、燃焼された後、発生される高温高圧の燃焼ガスをノズルを介して大量で放出することで推力を得る装置である。
【０００３】
このような液体ロケットエンジンでは燃焼室内で燃焼が行われる間に任意の特定な音響モード(acoustic mode)を有する燃焼不安定性が発生される可能性がある。更に、燃焼不安定性の発生とそれの増幅はエンジン破損のような致命的な問題点を引き起こして液体ロケットエンジンの信頼性を阻害する。
【０００４】
最近、液体ロケットエンジンの燃焼不安定性を解消するために提案された技術は、音響孔である音響吸収器(acoustic absorber)、或いは燃焼安定化装置であるアブレーティブバッフル(ablative baffle)を用いることである。
【０００５】
先ず、音響孔はエンジン上部のヘッド部または燃焼室部に一定な形態の空間を形成して燃焼室の共振周波数を減殺する。そして、燃焼安定化装置は噴射器が位置した面に仕切り形態の構造物を設けて燃焼ガスの流動を制御することで共振周波数を減殺する。
【０００６】
一般的に、幅広く用いられる燃焼不安定性の解消方案は、燃焼安定化装置を使用した技術であるが、構造物が燃焼室内部に設けられているので、高温高圧の燃焼ガスに露出されて溶融または破損される短所がある。更に、燃焼不安定性によって、エンジンと結合された他の構造物及び部品等が破損される短所がある。
【０００７】
従って、構造物の溶融または破損を防止するよう採択されることができる一般的な方案は、構造物の温度が一定な温度以上に上昇されないように燃焼安定化装置の内部に冷却流路を設けて推進剤を通過させて冷却する方法である。
【０００８】
この方法の場合、製作が複雑となり、構造物が高温の燃焼ガスの熱によって損傷されないようにするためには高圧で推進剤を噴射させなければならない。このために低圧エンジンのシステムを用いる場合、十分な冷却のためには別途の加圧装置を設けて高圧に燃料を噴射して冷却させなければならない。しかし、この方法はエンジン形状及び全体的な推進システムが複雑となる副次的な問題が引き起こされることがある。
【０００９】
また、推進剤のタンクを高圧に加圧して燃焼安定化装置を冷却する方法は、高圧に耐えるようにタンクの厚さを増加させなければならないが、それはタンクの重量を増加させるようになり、それによって全体的な発射体の重量が増加されることによって、発射体の性能が低下される致命的な問題点を引き起こされることがある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
上述したような問題点を解消するために創出された本発明の目的は、幾何学的な形状によって液体ロケットエンジンの燃焼不安定性を制御することができる液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
このような本発明の目的は、上下部が開放された中空構造のハブ部材と、前記ハブ部材の外面に各々の一端部が脱着可能となるように結合された複数のブレードリーブ部材と、上下部が開放された中空構造を有し、内側部に前記ブレードリーブ部材の各他端部が連結されたブレード連結部材とを含んで構成されることを特徴とする液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置によって達成される。
【００１２】
また、前記ハブ部材は、リング形状である。
【００１３】
更に、前記ハブ部材は、前記ブレードリーブ部材の各一端部が結合される複数の結合孔と、前記結合孔より内径が小さい複数の点火火炎誘導孔とを有する。
【００１４】
更に、前記結合孔と前記点火火炎誘導孔との中心は、前記ハブ部材の内外面と同一な円周上に位置する。
【００１５】
更に、前記ハブ部材は、第１金属コアと、その表面に形成された第１耐熱材とで構成される。
【００１６】
更に、前記第１金属コアの外面は、その下部が一部露出されて、設置のための段部を形成する。
【００１７】
更に、前記ブレードリーブ部材の各々は、第２金属コアと、その表面に形成された第２耐熱材とで構成される。
【００１８】
更に、前記第２金属コアの下部は、露出されて第１凸部を形成する。
【００１９】
更に、前記第２金属コアの幅方向の断面形状は、四角ロッド形状を基本にして前記四角ロッドの長さ方向に沿って複数の楔が離隔されて形成された形状である。
【００２０】
更に、前記第２金属コアには、複数の第１貫通孔が形成される。
【００２１】
更に、前記ブレード連結部材は、リングまたは楕円形状である。
【００２２】
更に、前記ブレード連結部材の下面には、溝が形成される。
【００２３】
更に、前記ブレード連結部材には、複数の第２貫通孔が形成される。
【００２４】
更に、前記ブレード連結部材の内側面には、酸化ジルコニウムの耐熱コーティング膜が形成される。
【００２５】
更に、前記ブレード連結部材の高さは、前記ブレードリーブ部材及び前記ハブ部材より低い。
【００２６】
更に、前記ブレード連結部材は、複数の分割片から構成され、前記分割片の各々は、前記ブレードリーブ部材に連結される。
【００２７】
更に、前記ブレードリーブ部材と前記分割片とは、一体に形成される。
【００２８】
更に、前記ブレード連結部材は、２Ｎまたは２Ｎ＋１(Ｎ：正の定数)で均等に分割された複数の分割片から構成される。
【発明の効果】
【００２９】
上記のように、本発明は、簡単な幾何学的な形状を有する液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置によって液体ロケットエンジンの完全な燃焼を実現することができる。本発明は、従来の内部冷却方法を利用しないで、金属コアと耐熱材を使用した複合耐熱材の構造を利用した吸熱冷却方法を採択することで、液体ロケットエンジンのシステムを単純化してエンジンの信頼性を増加させて製作費用を節減することができる。
【００３０】
また、本発明は、液体ロケットエンジンの点火時、エンジン燃焼器の内部で発生される圧力攝動を短時間に減殺させて燃焼不安定性を改善することができる。その結果、本発明は、燃焼不安定によって引き起こされる構造物の溶融または破損、そしてタンクの破損などを予め防止することができる。
【００３１】
また、本発明は、液体ロケットエンジンの構造を変更しないで、液体ロケットエンジンのヘッド部に液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置を脱着可能にして、液体ロケットエンジンを開発する時、燃焼安定化装置が損傷されても、エンジンのヘッド部を再び製作せずに燃焼安定化装置だけを入れ替ることができる。
【００３２】
更に、本発明は、構成が簡単であり、製作の費用が削減され、脱着が容易であるから維持及び補修が容易である。従って、本発明の構成は、燃焼の安全性が確保された液体ロケットエンジンの開発期間を縮めることができる特徴がある。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３３】
上述した目的を達成するための本発明の構成とその作用を添付図面により詳細に説明する。
【００３４】
図１は本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置を示す斜視図であり、図２は図１の結合斜視図である。
【００３５】
図１及び図２を参照すれば、本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置は、ハブ部材(１０)と、ハブ部材(１０)の外面に各々の一端部が脱着可能となるように結合された複数のブレードリーブ部材(２０)と、ブレードリーブ部材(２０)の各他端部と連結されたブレード連結部材(３０)とを含んで構成されている。
【００３６】
ハブ部材(１０)は、上下部が開放された中空構造で、望ましくはリング形状である。
【００３７】
ハブ部材(１０)はブレードリーブ部材(２０)の各一端部が結合される複数の結合孔(１２ａ)と、結合孔(１２ａ)より直径が小さい複数の点火火炎誘導孔(１２ｂ)とを有する。ここで、結合孔(１２ａ)及び点火火炎誘導孔(１２ｂ)は、垂直方向の直径が水平方向の直径より大きい長方形の貫通孔である。
【００３８】
そして、結合孔(１２ａ)及び点火火炎誘導孔(１２ｂ)の中心は、ハブ部材(１０)の内外面と同一な円周上に位置する。また、点火火炎誘導孔(１２ｂ)は、結合孔(１２ａ)の間に複数が形成されている。
【００３９】
ブレードリーブ部材(２０)は、各々の第２凸部(２２)がハブ部材(１０)の結合孔(１２ａ)に挿入されて結合されており、各々対応された他端部は分割片(３４)に連結されている。即ち、ブレードリーブ部材(２０)は、分割片(３４)と一体に形成されている。
【００４０】
分割片(３４)の結合体であるブレード連結部材(３０)は、上下部が開放された中空構造を有する。ここで、ブレード連結部材(３０)は、ブレードリーブ部材(２０)及びハブ部材(１０)より低い高さを有している。
【００４１】
ブレード連結部材(３０)は、リングまたは楕円形状であることが望ましい。
【００４２】
また、ブレード連結部材(３０)には、液体ロケットエンジン(非図示)のヘッド部と締結されるように複数の第２貫通孔(３２ａ)が形成されている。 そして、ブレード連結部材(３０)の下面には、液体ロケットエンジンのヘッド部及びインジェクターフェイス(injector face)と嵌合されて震動及び構造的な安全性を提供するように溝(３２ｂ)が形成されている。
【００４３】
ブレード連結部材(３０)の内側面には、高温の燃焼ガスと接触されて熱損傷されることを防止するように酸化ジルコニウムを用いた耐熱コーティング膜(３２ｃ)が形成されている(図２の拡大断面図の参照)。
【００４４】
また、ブレード連結部材(３０)は、複数に分割された分割片(３４)が結合されており、分割片(３４)は、各々対応されるリーブ部材(２０)と一体に形成されている。特に、ブレード連結部材(３０)は、均等に６分割されている。
【００４５】
本発明によるブレード連結部材(３０)は、均等に６分割されることに限って説明したが、これに限られず２Ｎまたは２Ｎ＋１(Ｎ :正の定数)で均等に分割されることができる。
【００４６】
図３は本発明によるハブ部材を示す斜視図であり、図４は図３のIV−IV線に沿って切断した断面図であり、図５は図３のＶ−Ｖ線に沿って切断した断面図である。
【００４７】
図３ないし図５を参照すれば、本発明によるハブ部材(１０)は、その内外面と同一な円周に沿って６個の結合孔(１２ａ)及び１２個の点火火炎誘導孔(１２ｂ)が形成されている。
【００４８】
ここで、結合孔(１２ａ)は、リーブ部材(２０)の一端部が挿入結合される貫通孔であり、点火火炎誘導孔(１２ｂ)は、初期に点火器(非図示)で発生された点火火炎を燃焼室(非図示)内部によく分布されるようにする貫通孔である。
【００４９】
ハブ部材(１０)の断面構造をよく見れば、ハブ部材(１０)は、第１金属コア(１１)と、第１金属コア(１１)の表面に形成された第１耐熱材(１３)とで構成されている。
【００５０】
第１金属コア(１１)の外面は、その下部が一部露出されて、設置のための段部(１１ａ)を形成する。
【００５１】
図６は本発明によるブレードリーブ部材及びブレード連結部材を示す斜視図であり、図７は図６のVII−VII線に沿って切断した断面図であり、図８は図６のVIII−VIII線に沿って切断した断面図である。
【００５２】
図６ないし図８を参照すれば、ブレードリーブ部材(２０)と分割片(３４)とは、一体に形成されており、分割片(３４)には、４個の第２貫通孔(３２ａ)が形成されている。
【００５３】
ここで、説明されていない符号(２２)は第２凸部である。
【００５４】
ブレードリーブ部材(２０)は、第２金属コア(２１)と、金属コア(２１)の表面に形成された第２耐熱材(２３)とで構成されている。ここで、第２金属コア(２１)は、第２耐熱材(２３)に対して下部が露出されており、露出された下部には第１凸部(２１ａ)が形成されている。
【００５５】
そして、第２金属コア(２１)の幅方向の断面形状は、四角ロッド形状を基本にして前記四角ロッドの長さ方向に沿って複数の楔が離隔形成された形状である。また、第２金属コア(２１)には、複数の第１貫通孔(２１ｂ)が形成されており、この第１貫通孔(２１ｂ)に第２耐熱材(２３)が充填されている。
【００５６】
ブレード連結部材(３０)の下面には、液体ロケットエンジンのヘッド部及びインジェクターフェイスと嵌合されて震動及び構造的な安全性を提供するように溝(３２ｂ)が形成されている。
【００５７】
図９は従来技術による液体ロケットエンジンのエンジン燃焼器の内部における圧力攝動状態を示すグラフであり、図１０は本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置が設けられたロケットエンジンのエンジン燃焼器の内部における圧力攝動状態を示すグラフである。
【００５８】
先ず、図９に示されたところのように、従来の液体ロケットエンジンは、エンジン燃焼器の内部で発生された圧力攝動が時間の経過によって減殺されないことが確認される。従って、このような液体ロケットエンジンは、上述されたところのように、共振周波数が増加されてエンジン破損の致命的な問題点を引き起こす可能性がある。
【００５９】
また、図１０に示されたところのように、本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置が設けられたロケットエンジンは、エンジン燃焼器の内部で初期に圧力攝動が発生するが、時間の経過によって著しく減殺されることが確認される。従って、本発明は簡単な幾何学的な形状を有する液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置によってエンジン燃焼器の内部で発生される圧力攝動が短時間に減殺されて、従来の技術で引き起こされる可能性があるエンジンの破損のような致命的な問題点を基本的に防止することができる。
【００６０】
図１１及び図１２は本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置が設けられたロケットエンジンの燃焼の前後を示す写真である。
【００６１】
ロケットエンジンの燃焼の前に比べて、ロケットエンジンの燃焼の後には、エンジン燃焼器の内部にはブラックダートが多く形成されたが、図１０に図示されたところのように、圧力攝動が減殺されて本発明による液体エンジンロケット用燃焼安定化装置が破損されないで最初に設置された形態を維持していることが分かる。
【００６２】
上述した本発明は望ましい実施例に限って説明したが、ここに限られないで本発明が属する分野で通常の知識を有する者が容易に実施することができるほどの変形は本発明の技術的な思想に属することは当業者において明らかである。
【図面の簡単な説明】
【００６３】
【図１】本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置を示す斜視図である。
【図２】図１の結合斜視図である。
【図３】本発明によるハブ部材を示す斜視図である。
【図４】図３のIV−IV線に沿って切断した断面図である。
【図５】図３のＶ−Ｖ線に沿って切断した断面図である.
【図６】本発明によるブレードリーブ部材及びブレード連結部材を示す斜視図である。
【図７】図６のVII−VII線に沿って切断した断面図である。
【図８】図６のVIII−VIII線に沿って切断した断面図である。
【図９】従来の液体ロケットエンジンのエンジン燃焼器の内部における圧力攝動状態を示すグラフである。
【図１０】本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置が設けられたロケットエンジンのエンジン燃焼器の内部における圧力攝動状態を示すグラフである。
【図１１】本発明による液体ロケットエンジンの推力チャンバー用の燃焼安定化装置がロケットエンジンのヘッド部に設けられた状態を示す写真である。
【図１２】図１１の燃焼試験後の状態を示す写真である。
【符号の説明】
【００６４】
１０  : ハブ部材
１１  : 第１金属コア
１１ａ : 段部
１２ａ : 結合孔
１２ｂ : 点火火炎誘導孔
１３  : 第１耐熱材
２０  : ブレードリーブ部材
２１  : 第２金属コア             
２１ａ : 第１凸部
２１ｂ : 第１貫通孔
２２  : 第２凸部
２３  : 第２耐熱材
３０  : ブレード連結部材
３２ａ : 第２貫通孔
３２ｂ : 溝(groove)
３４  : 分割片
【図１】
2005147147.tif 000003
【図２】
2005147147.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
2005147147.tif 000011
【図１０】
2005147147.tif 000012
【図１１】
2005147147.tif 000013
【図１２】
2005147147.tif 000014